Аппаратурное и методическое обеспечение испытаний роторного вибрационного гироскопа для вращающегося носителя

• Автор: Майоров, Денис Владимирович
• Шифр специальности: 05.11.03
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2007
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 359 с. : 44 ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ
ГЛАВА 1. Роторный вибрационный гироскоп для вращающегося
носителя. Основные систематические погрешности
1.1. Температурные погрешности прибора и погрешности
прибора от непостоянства скорости вращения ракеты
1.2. Выводы
ГЛАВА 2. Оборудование для испытаний РВГ
2.1. Имитатор вращения. Система автоматического
регулирования частоты вращения имитатора
2.2. Общие принципы разработки системы термостатирования
2.3. Выбор типа системы термостатирования
2.4. Термокамера
2.5. Комплексный расчёт термосистемы
2.6. Система газового охлаждения термокамеры
2.7. Повышение эффективности газового охлаждения
термокамеры
2.8. Функциональная схема установки
2.9. Система автоматического регулирования температуры
термокамеры
2.10. Температурные датчики
2.11. Кипятильник азота
2.12. Нагреватель термокамеры
2.13. Математическое моделирование тепловых процессов

термокамеры
2.14. Выводы

Г ЛАВА 3. Экспериментальные исследования РВГ и работа испытательной установки
3.1. Описание установки
3.2. Имитатор вращения, термосистема. Работа систем регулирования. Экспериментальное исследование
3.3. Прибор ОЯ-ЮО и компенсация его основных погрешностей
3.4. Методика проведения испытаний. Результаты испытаний приборов
3.5. Выводы ВЫВОДЫ ЗАКЛЮЧЕНИЕ ЛИТЕРАТУРА ПРИЛОЖЕНИЯ
Приложение 1. Поворотный стол. Технические характеристики Приложение 2. Расчёт имитатора и его системы управления Приложение 3. Расчет термокамеры
Приложение 4. Расчёт системы газового охлаждения термокамеры Приложение 5. Расчёт устройства для повышения эффективности работы системы газового охлаждения термокамеры Приложение 6. Расчет термодатчиков
Приложение 7. Расчёт кипятильника азота и нагревателя термокамеры Приложение 8. Расчёт системы стабилизации температуры термокамеры
Приложение 9. Программное обеспечение работы стенда Приложение 10. Применение термокамеры для испытаний акселерометров

304 310 310

ВВЕДЕНИЕ
Точность систем стабилизации и управления летательного аппарата зависит от точности измерителей параметров движения (акселерометров, датчиков угловой скорости), а также от алгоритма обработки информации измерителей. Летательные аппараты, как правило, эксплуатируется в широком диапазоне различных воздействий (вибрационные, ударные, температурные). Это приводит к погрешностям в показаниях измерительных приборов, что ухудшает работу систем стабилизации и управления полётом.
Одним из путей повышения точности систем управления является использование алгоритмической компенсации погрешностей навигационного прибора, для этого необходимо знать:
1. внешнее воздействие (например, температуру прибора);
2. модель погрешности прибора.
В данной работе изложены принципы построения установки для проведения статических скоростных и температурных испытаний датчиков вращения, относящегося к классу роторных вибрационных гироскопов (РВГ), а, точнее, к подклассу роторных вибрационных гироскопов для вращающегося объекта. Приборы этого подкласса - датчики угловой скорости, устанавливаются на объектах (зенитные ракеты, управляемые снаряды), постоянно имеющих собственную скорость вращения вокруг продольной оси (обычно от 10 до 25 об/с), поэтому в конструкции прибора отсутствует двигатель, создающий вращение чувствительного элемента прибора. А. И. Сучков [47] обосновал возможность построения прибора по такой схеме. Данная тема была развита в работах Л. И. Брозгуля [4,5], Ю. Б. Власова [9,10], М. Н. Лютого [62], В. В. Савельева [33,36,37], В. В. Фатеева [61,62,70], В. П. Подче-зерцева [62,70] и А. В. Кулешова [18,61,70].
Во время полета продольная ось ракеты под действием внешних аэродинамических сил может описывать конус. Наличие такого движения огра-

Л*(?0)[°]
Фа, 1/с
Рис. 1.7. Теоретическая абсолютная погрешность фазы выходного сигнала прибора без КЗ от непостоянства скорости вращения объекта вокруг строительной оси для прибора ККБ-ЮО при различной температуре прибора минус 45°С, + 20°С, + 80°С
Чтобы оценить температурную погрешность прибора без КЗ, выведем следующие формулы.
1. Относительная температурная погрешность амплитуды
'К-РВГ
(А):
Кгвг{ ДА = 0)
1 + акДА (С-4-5,)2 ,2 , Л 0+1 аО
1-уйДА і 1 (с-4-в,)1 f 1 + сДА 2 Фо +1
о.2. гг 0 і

Отсюда можно сделать вывод, что теоретическая относительная температурная погрешность амплитуды практически не зависит от скорости вращения ракеты вокруг продольной оси.
Абсолютная температурная погрешность фазы
А, (А) = 9РВГ (ДА ф 0) - 0т, (ДА = 0)
- -arctg

(1 - /?ДА)

(1 + акДА) (С, - Л -5,)ф0